GOE 508 AIRFOIL (goe508-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 508 AIRFOIL (goe508-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 13.51 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe508-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe508-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 508 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.1060 0.12333 0.11623 -0.0741 0.9419 0.1427
-10.250 -0.1088 0.12113 0.11402 -0.0794 0.9352 0.1453
-10.000 -0.1059 0.11817 0.11106 -0.0831 0.9271 0.1457
-9.750 -0.0904 0.11404 0.10690 -0.0875 0.9225 0.1457
-9.250 -0.0750 0.09942 0.09209 -0.0955 0.9086 0.0913
-9.000 -0.0579 0.09544 0.08807 -0.0992 0.9040 0.0907
-8.750 -0.0578 0.09262 0.08527 -0.1001 0.8936 0.0905
-8.500 -0.0492 0.08864 0.08127 -0.1037 0.8875 0.0903
-8.250 -0.0524 0.08583 0.07848 -0.1044 0.8774 0.0899
-8.000 -0.0505 0.08198 0.07461 -0.1073 0.8701 0.0895
-7.750 -0.0620 0.07923 0.07188 -0.1074 0.8591 0.0888
-7.500 -0.0699 0.07530 0.06790 -0.1094 0.8510 0.0879
-7.250 -0.0880 0.07251 0.06509 -0.1084 0.8396 0.0872
-7.000 -0.0962 0.06814 0.06057 -0.1099 0.8323 0.0864
-6.750 -0.1146 0.06553 0.05786 -0.1076 0.8213 0.0859
-6.500 -0.1183 0.06174 0.05384 -0.1077 0.8143 0.0858
-6.250 -0.1263 0.05941 0.05132 -0.1054 0.8053 0.0862
-6.000 -0.1265 0.05687 0.04853 -0.1038 0.7975 0.0871
-5.750 -0.1146 0.05355 0.04482 -0.1041 0.7930 0.0887
-5.500 -0.1253 0.05227 0.04331 -0.0997 0.7820 0.0894
-5.250 -0.1135 0.04944 0.03996 -0.0989 0.7767 0.0908
-5.000 -0.0917 0.04667 0.03667 -0.0990 0.7733 0.0921
-4.750 -0.0979 0.04646 0.03640 -0.0944 0.7622 0.0927
-4.500 -0.0736 0.04528 0.03511 -0.0943 0.7578 0.0950
-4.250 -0.0445 0.04377 0.03331 -0.0947 0.7547 0.0986
-4.000 -0.0520 0.04376 0.03313 -0.0899 0.7439 0.1000
-3.750 -0.0277 0.04231 0.03121 -0.0895 0.7397 0.1034
-3.500 0.0035 0.04127 0.03012 -0.0900 0.7368 0.1068
-3.250 -0.0025 0.04165 0.03044 -0.0854 0.7265 0.1088
-3.000 0.0227 0.04087 0.02937 -0.0849 0.7221 0.1142
-2.750 0.0545 0.03997 0.02838 -0.0854 0.7191 0.1196
-2.500 0.0518 0.04052 0.02890 -0.0814 0.7104 0.1225
-2.250 0.0721 0.04025 0.02841 -0.0803 0.7052 0.1296
-2.000 0.1032 0.03963 0.02782 -0.0807 0.7020 0.1377
-1.750 0.1396 0.03893 0.02703 -0.0817 0.6997 0.1502
-1.500 0.1258 0.04027 0.02838 -0.0766 0.6890 0.1538
-1.250 0.1542 0.04002 0.02808 -0.0767 0.6854 0.1682
-1.000 0.1877 0.03956 0.02760 -0.0774 0.6828 0.1874
-0.750 0.1845 0.04079 0.02878 -0.0738 0.6740 0.1975
-0.500 0.2040 0.04098 0.02903 -0.0729 0.6692 0.2180
-0.250 0.2320 0.04076 0.02894 -0.0730 0.6661 0.2504
0.000 0.2643 0.04024 0.02865 -0.0735 0.6639 0.2986
0.500 0.2744 0.04154 0.03070 -0.0688 0.6501 0.4244
1.000 0.3921 0.04057 0.03073 -0.0784 0.6462 1.0000
1.250 0.3715 0.04284 0.03294 -0.0734 0.6353 1.0000
1.500 0.3950 0.04331 0.03318 -0.0728 0.6315 1.0000
1.750 0.4254 0.04347 0.03311 -0.0728 0.6289 1.0000
2.000 0.4115 0.04566 0.03524 -0.0689 0.6188 1.0000
2.250 0.4342 0.04619 0.03559 -0.0683 0.6145 1.0000
2.500 0.4646 0.04636 0.03559 -0.0683 0.6116 1.0000
2.750 0.4549 0.04847 0.03765 -0.0650 0.6015 1.0000
3.000 0.4790 0.04893 0.03797 -0.0645 0.5969 1.0000
3.250 0.5130 0.04882 0.03770 -0.0647 0.5938 1.0000
3.500 0.5062 0.05072 0.03956 -0.0617 0.5820 1.0000
3.750 0.5427 0.05017 0.03886 -0.0617 0.5774 1.0000
4.000 0.5439 0.05157 0.04021 -0.0593 0.5656 1.0000
4.250 0.5791 0.05094 0.03945 -0.0591 0.5605 1.0000
4.750 0.6114 0.05212 0.04051 -0.0565 0.5438 1.0000
5.000 0.6488 0.05133 0.03962 -0.0565 0.5407 1.0000
5.250 0.6403 0.05373 0.04202 -0.0540 0.5274 1.0000
5.500 0.6750 0.05308 0.04129 -0.0537 0.5238 1.0000
5.750 0.6696 0.05536 0.04358 -0.0516 0.5107 1.0000
6.000 0.7023 0.05478 0.04294 -0.0512 0.5068 1.0000
6.250 0.6990 0.05698 0.04515 -0.0493 0.4936 1.0000
6.500 0.7306 0.05640 0.04454 -0.0487 0.4895 1.0000
7.000 0.7594 0.05799 0.04611 -0.0464 0.4720 1.0000
7.250 0.7571 0.06027 0.04842 -0.0448 0.4582 1.0000
7.500 0.7894 0.05941 0.04752 -0.0442 0.4544 1.0000
7.750 0.7866 0.06184 0.04998 -0.0427 0.4402 1.0000
8.000 0.8190 0.06087 0.04899 -0.0420 0.4369 1.0000
8.250 0.8145 0.06367 0.05182 -0.0408 0.4227 1.0000
8.500 0.8466 0.06268 0.05079 -0.0400 0.4198 1.0000
8.750 0.8410 0.06574 0.05390 -0.0390 0.4057 1.0000
9.250 0.8659 0.06807 0.05624 -0.0373 0.3892 1.0000
9.750 0.8851 0.07137 0.05957 -0.0359 0.3734 1.0000
10.000 0.9159 0.07042 0.05862 -0.0350 0.3711 1.0000
10.500 0.8995 0.07867 0.06695 -0.0344 0.3501 1.0000
10.750 0.9057 0.08105 0.06936 -0.0341 0.3433 1.0000
11.000 0.9319 0.08057 0.06889 -0.0333 0.3405 1.0000
11.500 0.9266 0.08806 0.07648 -0.0333 0.3256 1.0000
11.750 0.9356 0.09014 0.07860 -0.0330 0.3208 1.0000
12.250 0.9394 0.09651 0.08507 -0.0332 0.3084 1.0000
13.750 0.9440 0.11767 0.10657 -0.0356 0.2745 1.0000
14.750 0.9059 0.13962 0.12878 -0.0420 0.2501 1.0000
15.000 0.9098 0.14283 0.13207 -0.0429 0.2454 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 508 AIRFOIL (goe508-il)